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1. 发明专利

JP2016061289A アクティブな流れ制御を利用する予冷器吸気ダクト、並びにそのダクトを含むシステム及び方法审中-公开
标题翻译：使用有效流量控制的预冷器入口管道，以及包括上述管道的系统和方法
公开(公告)号：JP2016061289A
公开(公告)日：2016-04-25
申请号：JP2015165398
申请日：2015-08-25
申请人：ザ・ボーイング・カンパニー , The Boeing Company
发明人：パッカード, ネイサンオー. , ウィリー, ロバートエイチ. , トレトウ, ポールアール.
IPC分类号： B64D33/10 , F02K3/075 , F02K3/06
CPC分类号： F02C7/185 , B64D33/02 , B64D33/10 , F01D25/125 , F02C6/08 , F02C7/141 , F02C9/16 , B64D2013/0618 , B64D2033/0226 , B64D2033/0286 , F05D2210/30 , F05D2270/17 , F15D1/008 , F15D1/06 , Y02T50/56 , Y02T50/671 , Y02T50/675
摘要：【課題】アクティブな流れ制御を利用する予冷器吸気ダクト、並びにそのダクトを含むシステム及び方法を提供する。【解決手段】システムは、予冷器気流65を受け、予冷器気流を熱交換器66内に案内するように構成されるジェットエンジン用の予冷器吸気ダクト100を含む。予冷器吸気ダクトは、予冷器吸気ダクトの少なくとも一部を画定する流れ案内表面140と、アクティブな流れ制御デバイス150とを含む。アクティブな流れ制御デバイスは、予冷器気流が予冷器吸気ダクトを通って流れるときに、境界層の流れ案内表面からの分離に抵抗するために、流れ案内表面に隣接する境界層内部の境界層の流体の流れを修正するように配置される。方法は、流れ案内表面を越えて予冷器気流を流すことによって、予冷器吸気ダクトでの境界層分離に抵抗する方法と、アクティブな流れ制御デバイスで境界層を修正する方法とを含む。【選択図】図2
摘要翻译：要解决的问题：提供利用主动流量控制的预冷器入口管道，以及包括管道的系统和方法。解决方案：系统包括用于喷气发动机的预冷器入口管道100，其被配置为接收预冷却器空气流65并且将预冷器空气流引导到热交换器66中。预冷器入口管道包括限定预冷器入口管道的至少一部分的流动导向表面140，以及主动流量控制装置150定位成修改与流动导向表面相邻的边界层内的边界层流体流动，以防止边界层与流动引导表面分离，较冷的气流流过预冷器入口管道。这些方法包括通过预冷器气流穿过流动导向表面抵抗预冷器入口管道中的边界层分离的方法，以及用主动流量控制装置修改边界层的方法。选择图：图2

2. 发明专利

JP3912989B2 gas turbine 有权
公开(公告)号：JP3912989B2
公开(公告)日：2007-05-09
申请号：JP2001017662
申请日：2001-01-25
申请人：三菱重工業株式会社
发明人：一雄上松 , 栄作伊藤
IPC分类号： F01D5/12 , F01D5/14 , F01D5/16 , F01D9/02 , F01D25/30 , F02C7/00
CPC分类号： F01D5/142 , F01D5/141 , F01D5/143 , F01D5/145 , F01D5/16 , F01D25/30 , F05D2210/30 , F05D2210/31 , F05D2240/301 , F05D2250/292 , F05D2250/70 , Y02T50/673 , Y10S416/02

3. 发明专利

JP5433793B2 Transonic wing 有权
公开(公告)号：JP5433793B2
公开(公告)日：2014-03-05
申请号：JP2012539475
申请日：2010-10-18
申请人：株式会社日立製作所
发明人：千尋明連 , 康雄高橋 , 信也圓島
IPC分类号： F04D29/38 , F01D5/14 , F01D9/02 , F04D21/00 , F04D29/54
CPC分类号： F01D5/147 , F01D5/141 , F04D21/00 , F04D29/324 , F04D29/384 , F05D2210/30 , F05D2240/301 , F05D2240/302 , Y02T50/673

4. 发明专利

JP6367660B2 遠心圧縮機有权
公开(公告)号：JP6367660B2
公开(公告)日：2018-08-01
申请号：JP2014190635
申请日：2014-09-19
申请人：三菱重工コンプレッサ株式会社
发明人：中庭彰宏 , 得山伸一郎
IPC分类号： F04D29/44 , F04D29/70
CPC分类号： F04D29/705 , F01D25/002 , F04D29/40 , F04D29/4213 , F04D29/4246 , F04D29/44 , F04D29/442 , F04D29/444 , F05D2210/30 , F05D2210/42 , F05D2210/43 , F05D2260/607

5. 发明专利

JPWO2012053024A1 遷音速翼有权
公开(公告)号：JPWO2012053024A1
公开(公告)日：2014-02-24
申请号：JP2012539475
申请日：2010-10-18
申请人：株式会社日立製作所
发明人：千尋明連 , 千尋明連 , 高橋　康雄 , 康雄高橋 , 圓島　信也 , 信也圓島
IPC分类号： F04D29/38 , F01D5/14 , F01D9/02 , F04D21/00 , F04D29/54
CPC分类号： F01D5/147 , F01D5/141 , F04D21/00 , F04D29/324 , F04D29/384 , F05D2210/30 , F05D2240/301 , F05D2240/302 , Y02T50/673
摘要：本発明の目的は、軸流回転機械中の遷音速以上の流れ場で作動する翼において、設計点における衝撃波損失の低減とストールマージンの向上を同時に達成する遷音速翼を提供する。上記目的を達成するために、本発明では、通過する流れの全体もしくは一部が遷音速以上の流れ場に用いられる遷音速翼において、翼の各高さ位置における断面を翼の前縁34と後縁35を結ぶスタッガ線38と平行に移動させ、回転機械の回転軸もしくは外周側ケーシングと接続しているハブ断面31から、翼高さ方向で前記ハブ断面から最も離れた位置にあるチップ断面33にかけて、各高さ位置での翼断面の重心位置を結ぶスタッキングライン36が作動流体の上流側に移動するとともに、各高さ位置における翼断面の最大厚み位置を、前記ハブ断面31からチップ断面33にかけて翼の後縁側に移動するように形成する。

6. 发明专利

JP2009197650A gas turbine 审中-公开
标题翻译：燃气轮机
公开(公告)号：JP2009197650A
公开(公告)日：2009-09-03
申请号：JP2008038896
申请日：2008-02-20
申请人： Mitsubishi Heavy Ind Ltd , 三菱重工業株式会社
发明人： NAKAMURA SOSUKE , MATSUYAMA KEISUKE , HIYAMA TAKASHI , SAKAMOTO YASUAKI , SAKATA KAORU
IPC分类号： F01D9/02 , F23R3/42
CPC分类号： F01D9/023 , F01D5/142 , F01D9/041 , F05D2210/30 , F05D2210/40 , F05D2220/3212
摘要： PROBLEM TO BE SOLVED: To restrict the fluctuation of the inner pressure of a combustor due to generation of edge tone, and to improve aerodynamic efficiency. SOLUTION: In a gas turbine which obtains rotary power by supplying combustion gas obtained by supplying fuel to compressed air, which is compressed by a compressor, and burning it by using a combustor to a turbine, a circumferential distance S from a front edge 32c of a turbine first stage stationary blade 32 to the center of a transition pipe 22 of the combustor adjacent in the circumferential direction, directing toward a rear end of the first stage stationary blade, is set in a range 0.05≤S/P≤0.15 relative to a circumferential pitch P of the first stage stationary blade 32, and an axial distance L between a front end of the first stage stationary blade and a rear end 222 of the transition pipe of the combustor is set in a range 0.00≤L/P≤0.13 relative to the circumferential pitch P of the first stage stationary blade. COPYRIGHT: (C)2009,JPO&INPIT
摘要翻译：要解决的问题：为了限制由于边缘色调的产生引起的燃烧器的内部压力的波动，并且提高空气动力学效率。解决方案：在通过将由压缩机压缩的压缩空气供给燃料而获得的燃烧气体提供给燃烧器并通过使用燃烧器将其燃烧到涡轮机而获得旋转动力的燃气轮机中，从前方的周向距离S 涡轮机第一级固定叶片32的边缘32c设置在0.05≤S/P≤的范围内，朝向第一级固定叶片的后端的周向相邻的燃烧器的过渡管22的中心 0.15相对于第一级固定叶片32的圆周间距P，并且第一级固定叶片的前端与燃烧器的过渡管的后端222之间的轴向距离L设定在0.00≤L /P≤0.13相对于第一级固定叶片的圆周间距P. 版权所有（C）2009，JPO＆INPIT

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